PL244853B1 - Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania - Google Patents
Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania Download PDFInfo
- Publication number
- PL244853B1 PL244853B1 PL441047A PL44104722A PL244853B1 PL 244853 B1 PL244853 B1 PL 244853B1 PL 441047 A PL441047 A PL 441047A PL 44104722 A PL44104722 A PL 44104722A PL 244853 B1 PL244853 B1 PL 244853B1
- Authority
- PL
- Poland
- Prior art keywords
- rocket
- cooler
- propellant
- microengine
- peltier
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/96—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by specially adapted arrangements for testing or measuring
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Przedmiotem zgłoszenia jest laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania. Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania, zawiera mikrosilnik rakietowy oraz układ kondycjonowania temperatury zgłoszenia materiału pędnego według zgłoszenia mikrosilnik rakietowy z jednej strony obudowy (4) posiada pierwszą chłodnicę i pierwsze ogniwo Peltiera, które to pierwsze ogniwo Peltiera połączone jest z pierwszym zasilaczem prądu stałego poprzez pierwszy miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny. Z drugiej strony obudowy znajduje się druga chłodnica i drugie ogniwo Peltiera, które to drugie ogniwo Peltiera połączone jest z drugim zasilaczem prądu stałego. Do pierwszego miniaturowego przekaźnika oraz drugiego miniaturowego przekaźnika dołączony jest elektroniczny układ sterowania. Zarówno do pierwszej chłodnicy pierwszych ogniw Peltiera oraz drugiej chłodnicy drugich ogniw Peltiera po obu stronach mikrosilnika rakietowego dołączony jest sprężarkowy układ chłodzenia poprzez wymiennik ciepła i zbiornik z czynnikiem chłodzącym, posiadającym grzałkę oraz pompę membranową. Układ sterowania połączony jest z grzałką zbiornika z czynnikiem chłodzącym poprzez trzeci miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny. Do układu sterowania dołączona jest termopara.
Description
Opis wynalazku
Przedmiotem wynalazku jest laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania.
Dotychczasowy przegląd dostępnej literatury nie ujawnił krajowych rozwiązań konstrukcyjnych dotyczących badania wpływu początkowej temperatury ziarna stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania.
Z publikacji E. Degirmenci, „Effects of grain size and temperature of double base solid propellants on internal ballistics performance, Fuel”, Vol. 146, p. 95-102, 2015; Yaman H., Celik V., Degirmenci E., „Experimental investigation of the factors affecting the burning rate of solid rocket propellants, Fuel”, Vol. 115, p.794-803, 2014; A. Maraden, P. Stojan, R. Matyas, O. Vodochodsky, „Appropriateness of Burning Rate measuring Technique with The Measuring Conditions and Requested Data”, International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion, Vol. 17, Issue 4, p. 287-302, 2018; G. Sutton, O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons, 2001 znane są wyniki przeprowadzonych badań eksperymentalnych wpływu temperatury stałych rakietowych materiałów pędnych na liniową prędkość spalania, jednakże bez ujawniania szczegółów dotyczących konstrukcji zastosowanego stanowiska badawczego. Temperatura komory spalania i znajdującego się wewnątrz ziarna stałego rakietowego materiału pędnego jest jednym z najważniejszych parametrów wpływających na liniową prędkość spalania. Wzrostowi temperatury początkowej badanej próbki towarzyszy wzrost maksymalnego ciśnienia panującego w komorze spalania oraz skrócenie czasu palenia. Wymienione powyżej publikacje opisujące badania eksperymentalne potwierdzają tę tezę.
Zaprojektowane stanowisko badawcze umożliwia przeprowadzenie badań eksperymentalnych w celu określenia wpływu temperatury początkowej ziarna stałego rakietowego materiału pędnego umieszczonego w komorze spalania mikrosilnika rakietowego na zależność między liniową prędkością spalania a ciśnieniem w komorze spalania. Badanie wpływu temperatury początkowej stałego materiału pędnego na liniową prędkość spalania stanowi istotne zagadnienie w kontekście zastosowania silników rakietowych w np. układzie sterowania gazodynamicznego pocisku. Rakieta może bowiem pracować w szerokim zakresie warunków otoczenia (temperaturowych). Stanowisko umożliwia badania dla temperatury początkowej ziarna stałego materiału pędnego od -40°C (np. zastosowanie pocisku w samolocie lecącym na dużej wysokości) do +50°C (np. pocisk uruchamiany w warunkach pustynnych). Liniowa prędkość spalania stanowi podstawowy parametr opisujący właściwości stałych rakietowych materiałów pędnych. Znajomość tego parametru umożliwia prawidłowe zaprojektowanie silnika rakietowego na stały materiał pędny, który będzie mógł pomyślnie pracować w szerokim zakresie temperatur otoczenia.
Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania, zawiera mikrosilnik rakietowy oraz układ kondycjonowania temperatury materiału pędnego według wynalazku mikrosilnik rakietowy z jednej strony obudowy posiada pierwszą chłodnicę i pierwsze ogniwo Peltiera, które to pierwsze ogniwo Peltiera połączone jest z pierwszym zasilaczem prądu stałego poprzez pierwszy miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny. Z drugiej strony obudowy znajduje się druga chłodnica i drugie ogniwo Peltiera, które to drugie ogniwo Peltiera połączone jest z drugim zasilaczem prądu stałego. Do pierwszego miniaturowego przekaźnika oraz drugiego miniaturowego przekaźnika dołączony jest elektroniczny układ sterowania. Zarówno do pierwszej chłodnicy pierwszych ogniw Peltiera oraz drugiej chłodnicy drugich ogniw Peltiera po obu stronach mikrosilnika rakietowego dołączony jest sprężarkowy układ chłodzenia poprzez wymiennik ciepła i zbiornik z czynnikiem chłodzącym, posiadającym grzałkę oraz pompę membranową. Układ sterowania połączony jest z grzałką zbiornika z czynnikiem chłodzącym poprzez trzeci miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny. Do układu sterowania dołączona jest termopara.
Korzystnie, w obudowie mikrosilnika rakietowego znajduje się króciec termopary.
Korzystnie, grzałka dołączona jest do zasilania zmiennego 230V.
Zaprojektowane stanowisko badawcze umożliwia przeprowadzenie badań eksperymentalnych w celu określenia wpływu temperatury początkowej ziarna stałego rakietowego materiału pędnego umieszczonego w komorze spalania mikrosilnika rakietowego na zależność między liniową prędkością spalania a ciśnieniem w komorze spalania. Badanie wpływu temperatury początkowej stałego materiału pędnego na liniową prędkość spalania stanowi istotne zagadnienie w kontekście zastosowania silników rakietowych w np. układzie sterowania gazodynamicznego pocisku. Rakieta może bowiem pracować w szerokim zakresie warunków otoczenia (temperaturowych). Stanowisko umożliwia badania dla temperatury początkowej ziarna stałego materiału pędnego od -40°C (np. zastosowanie pocisku w samolocie lecącym na dużej wysokości) do +50°C (np. pocisk uruchamiany w warunkach pustynnych). Liniowa prędkość spalania stanowi podstawowy parametr opisujący właściwości stałych rakietowych materiałów pędnych. Znajomość tego parametru umożliwia prawidłowe zaprojektowanie silnika rakietowego na stały materiał pędny, który będzie mógł pomyślnie pracować w szerokim zakresie temperatur otoczenia.
Przedmiot wynalazku w przykładzie wykonania jest przedstawiony na rysunku, na którym: fig. 1 przedstawia widok z wycięciem jednej czwartej bryły, widok w trzech-czwartych w rzucie aksonometrycznym, fig. 2 przedstawia widok szczegółowy laboratoryjnego mikrosilnika rakietowego (widok rozstrzelony), fig. 3 przedstawia schemat układu kondycjonowania temperatury ziarna materiału pędnego.
Przykład wykonania
Przedmiotem wynalazku jest laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej ziarna stałego rakietowego materiału pędnego na zależność pomiędzy liniową prędkością spalania a ciśnieniem w komorze spalania. Stanowisko badawcze umożliwia określenie wpływu temperatury na charakter wspomnianej zależności (stały, liniowy etc.) oraz na zmiany osiągów badanego silnika rakietowego wynikających ze zmiany ciśnienia w komorze spalania na skutek różnych warunków pracy (zmienna temperatura początkowa ziarna materiału pędnego).
Wynalazek zawiera kilka podstawowych części, m.in. badany laboratoryjny mikrosilnik rakietowy (A), układ kondycjonowania temperatury ziarna materiału pędnego (B), układ kontroli inicjatora zapłonu i pomiaru jego parametrów elektrycznych podczas pracy mikrosilnika rakietowego oraz układ do akwizycji danych pomiarowych (karta pomiarowa, komputer, odpowiednie oprogramowanie).
Główną część konstrukcji wynalazku stanowi mikrosilnik rakietowy (A), którego korpus (5) umieszczono w obudowie korpusu (4), a następnie dokręcono czołowo za pomocą zestawu sześciu śrub z łbem walcowym z gniazdem sześciokątnym. Obudowę korpusu osadzono na podstawi e obudowy korpusu (2) i przykręcono od spodu sześcioma śrubami z łbem walcowym z gniazdem sześciokątnym. Z kolei podstawę obudowy korpusu (2) za pomocą czterech śrub imbusowych przytwierdzono do podstawy stanowiska (1). Na górnej powierzchni obudowy korpusu (4) przykręcono płytkę górną (3) za pomocą zestawu sześciu śrub imbusowych. Płytkę (3) przykręcono do podstawy stanowiska (1) za pomocą zestawu czterech prętów gwintowanych i nakrętek, umieszczając uprzednio między płytką (3) a podstawą (1) cztery tuleje dystansowe (28). Tak zaproponowana konstrukcja zapewnia pełne unieruchomienie korpusu mikrosilnika rakietowego (5). Pomiędzy podstawą (1) a podstawą obudowy korpusu (2), obudową korpusu mikrosilnika rakietowego (4) a podstawą obudowy korpusu (2) oraz obudową (4) a płytką górną (3) umieszczono izolację (29) w postaci płyty termoizolacyjnej. Na obu bocznych powierzchniach obudowy korpusu (4) symetrycznie umieszczono kolejno: pierwsze ogniwo Peltiera (32a), pierwszą chłodnicę (31a) i drugie ogniwo Peltiera (32b) oraz drugą chłodnicę (31b) z płytkami dociskowymi (30). Przygotowane w tej kolejności elementy skręcono za pomocą ośmiu nakrętek i czterech prętów gwintowanych przechodzących przez obie płytki dociskowe (30).
Centralną część laboratoryjnego mikrosilnika rakietowego (A) stanowi korpus (5), w którym umieszczono komorę spalania (6) w kształcie „koszyka” wraz z ziarnem stałego rakietowego materiału pędnego (7). Komora posiada na ściankach bocznych dwa rzędy po trzy gwintowane otwory rozmieszczone obwodowo (gwint metryczny M3), wykorzystywane do wkręcenie docisków gwintowanych (18), zapewniające utrzymanie centralnej pozycji ziarna materiału pędnego (7) na początku eksperymentu, co ułatwia proces zapłonu na całej dostępnej powierzchni ziarna. Komorę spalania (6) zakończono wnęką stanowiącą przestrzeń montażową dla rusztu (8) w postaci perforowanej płytki stalowej, ruch wzdłużny rusztu zablokowano wewnętrznym pierścieniem osadczym (9). Zastosowanie rusztu (8) o odpowiednio dobranej liczbie otworów przelotowych względem przekroju średnicy krytycznej dyszy zapobiega groźnemu zjawisku zatkania dyszy wylotowej przez oderwany fragment ziarna (7), co może doprowadzić do niekontrolowanego wzrostu ciśnienia powyżej wartości dopuszczalnych i w konsekwencji zniszczyć stanowisko badawcze. W założeniu ruszt (8) stanowi element jednorazowego użytku, podlegający wymianie po każdym przeprowadzonym eksperymencie, ze względu na żrący charakter gorących gazów spalinowych powstałych w wyniki spalania ziarna (7) degradujący powierzchnie elementów znajdujących się w bezpośrednim kontakcie z przepływającymi gazami spalinowymi.
Korpus (5) mikrosilnika rakietowego (A) wyposażono w gwintowany króciec do pomiaru ciśnienia (10), wkręcany w przedniej części korpusu (5) pod kątem 45 stopni względem osi mikrosilnika rakietowego (A). W króciec (10) wkręcono również filtr (tłumik) (11), którego zadanie polega na ogra niczeniu przepływu stałych cząstek produktów procesu spalania uderzających w powierzchnię membrany pomiarowej czujnika ciśnienia, przy jednoczesnym zachowaniu odpowiednich warunków do wiarygodnego pomiaru ciśnienia w komorze spalania mikrosilnika rakietowego (A).
Korpus (5) wyposażono również w zawór bezpieczeństwa (17) z wymienną płytką ciśnieniową (membraną bezpieczeństwa) (16), wkręcony w króciec zaworu bezpieczeństwa (15). Płytka umieszczona w zaworze bezpieczeństwa w przypadku przekroczenia określonego ciśnienia dopuszczalnego ulega pęknięciu, w efekcie otwierając dodatkowe otwory wentylacyjne, zmniejszając w ten sposób ciśnienie w komorze spalania. Zastosowany układ upustowy przeciwdziała możliwości zniszczenia stanowiska badawczego. Gniazdo na zawór bezpieczeństwa umieszczono w przedniej części korpusu (5) pod kątem 45 stopni względem osi mikrosilnika rakietowego (A), tworząc kąt prosty między osią króćca do pomiaru ciśnienia (10) a osią króćca zaworu bezpieczeństwa (15).
W przedniej części korpusu (5) znajduje się gniazdo na montaż dyszy wylotowej. Wymienna wkładka dyszowa (13) montowana jest w specjalnym docisku (14), uszczelnionym o-ringiem z Vitonu®. Tak przygotowana sekcja dyszowa jest wkręcana w gwintowane gniazdo w przedniej części korpusu (5). Przestrzeń między wkładką (13) a gniazdem stanowi płaszczyznę mocującą dla membrany dyszowej (12), pełniącej funkcję zatyczki dyszowej. Zatyczka ta ma na celu utrzymanie odpowiedniej wartości ciśnienia w komorze spalania w momencie inicjowania procesu spalania, co znacznie ułatwia rozruch komory spalania oraz przyczynia się do zwiększenia dokładności pomiaru czasu spalania. W przypadku niskich ciśnień w komorze spalania, zatyczka (12) umożliwia rozpoczęcie pracy mikrosilnika rakietowego (A). Odpowiednie dobranie zatyczki dyszowej, pozwala na zmniejszenie czasu narastania ciśnienia w komorze silnika (6), poprawiając charakterystyki zapłonowe, co z kolei ma kluczowy wpływ na dalszy przebieg procesu spalania i osiągi silnika rakietowego. Dobór materiału na membranę związany jest z oczekiwaną wartością ciśnienia w panującego w komorze spalania (np. folia: polipropylenowa, miedziana, mosiężna, stali nierdzewnej).
Po przeciwnej stronie korpusu (5) mikrosilnika rakietowego (A) znajduje się sekcja inicjatora zapłonu, której zadaniem jest zainicjowanie procesu spalania w możliwie jak najkrótszym czasie i w sposób powtarzalny w kolejnych eksperymentach. Według wynalazku, sekcja inicjatora zapłonu opiera się przede wszystkim na zastosowaniu spłonki elektrycznej oraz podsypki prochu czarnego. Spłonka elektryczna (25), solidnie posmarowana klejem epoksydowym, była umieszczana w łusce na spłonkę (24) wykonanej z aluminium. Łuski ze spłonkami przygotowywano co najmniej 24 h przed planowanymi badaniami eksperymentalnymi. Inicjator zapłonu składa się z gniazda spłonki (27), w którym kolejno umieszcza się podkładkę pod łuskę (26) oraz przygotowaną łuskę (24) ze spłonką (25), zastosowano uszczelnianie tłoczyskowe o-ringiem z Vitonu®. Na gniazdo spłonki (27) nasuwano następnie tuleję prochową (22), która stanowi przestrzeń na rozdrobniony proch czarny. Ostatni element stanowi baza zapalnika (20), w który wkręca się gniazdo spłonki (27) wraz z tuleją prochową (22). Płaszczyzna między bazą zapalnika (20) a tuleją prochową (22) stanowi miejsce montażu membrany zapalnika (21) w postaci folii miedzianej o grubości 5 μm, której zadanie polega na utrzymaniu sypkiego prochu w tulei (22) oraz nabudowaniu ciśnienia przy inicjacji procesu zapłonu ziarna stałego materiału pędnego (7). Przygotowany inicjator zapłonu, posiadający zewnętrzny gwint metryczny bazy zapalnika (20), zabezpieczenie szczelności uszczelką zapalnika (23) oraz łeb sześciokątny ułatwiający dokręcenie, zamontowano w korpusie mikrosilnika rakietowego (5). Możliwe jest stosowanie kilku rodzajów inicjatora zapłonu, różniących się wymiarami geometrycznymi czy energią inicjującą zapłon, ograniczenie stanowi jedynie wymiar wewnętrznego gwintu metrycznego w korpusie (5).
Szczelność połączenia pomiędzy kluczowymi komponentami laboratoryjnego mikrosilnika rakietowego (sekcja: inicjatora zapłonu, dyszowa, upustu ciśnienia w komorze oraz pomiaru ciśnienia) została osiągnięta dzięki zastosowaniu uszczelek typu o-ring, wykonanych z Vitonu®.
Istotną częścią stanowiska badawczego jest układ kondycjonowania temperatury ziarna materiału pędnego (B). Układ umożliwia grzanie lub chłodzenie całego mikrosilnika rakietowego (A) wraz z miedzianą obudową korpusu (4), w której jest umieszczany. Przykład wykonania przedstawiono na schemacie Fig. 3. Na dwóch ściankach bocznych obudowy korpusu mikrosilnika rakietowego (4) rozmieszczono symetrycznie pierwsze ogniwo Peltiera (32a) i drugie ogniwo Peltiera (32b) oraz pierwszą chłodnicę (31a) i drugą chłodnicę (31b) wyposażone w króćce na węże, stanowiące przyłącze do sprężarkowego układu chłodzenia (39). Zastosowanie podwójnych modułów pierwszego ogniwa Peltiera (32a) oraz podwójnych modułów drugiego ogniwa Peltiera (32b) na każdej ze ścianek po obu stronach mikrosilnika rakietowego (A) znacznie przyspiesza czas oczekiwania na osiągnięcie pożądanej temperatury badanej próbki ziarna stałego rakietowego materiału pędnego (7). Do zasilania pierwszego ogniwa Peltiera (32a) zastosowano pierwszy zasilacz prądu stałego (36a) o napięciu 12 V i do drugiego ogniwa Peltiera (32b) zastosowano drugi zasilacz prądu stałego (36b) o napięciu 12 V, natomiast ich uruchamianie oparto o pierwszy miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny (41a) oraz drugi miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny (41b). Korpus mikrosilnika rakietowego (5) wyposażono dodatkowo w specjalny króciec termopary (42) na termoparę (34), mającą na celu kontrolę temperatury w możliwie bliskim otoczeniu badanej próbki (7).
Instalacja chłodnicza opiera się na zastosowaniu sprężarkowego układu chłodzenia (39), połączonego z wymiennikiem ciepła (40), ze zbiornikiem na czynnik chłodniczy (37) oraz z pompą membranową (35) przetłaczającą czynnik chłodniczy przez instalację. Zbiornik (37) wyposażono w grzałkę (38) uruchamianą w przypadku ustawienia podwyższonej temperatury (znacznie powyżej temp. otoczenia) początkowej ziarna materiału pędnego (7) w zakresie do 50°C. Grzałka (38) jest zasilana prądem przemiennym o napięciu 230 V, a uruchamiana przy wykorzystaniu trzeciego miniaturowego przekaźnika elektromagnetycznego (41c).
Układ kondycjonowania temperatury (B) umożliwia osiągnięcie przez badaną próbkę ziarna stałego materiału pędnego (7) temperatury w zakresie od -40°C do 50°C. Na podstawie eksperymentów określono, iż osiągnięcie maksymalnej ujemnej temperatury wymaga uruchomienia sprężarkowego układu chłodzenia (39) oraz pierwszego ogniwa Peltiera (32a) i drugiego ogniwa Peltiera (32b). W ykorzystanie jedynie sprężarkowego układu chłodzenia (39) pozwoliło na uzyskanie max. temperatury nieco poniżej -20°C. Natomiast praca w dodatnich temperaturach wymaga zastosowania jedynie grzałki (38).
Uzupełnieniem układu kondycjonowania temperatury (B) jest elektroniczny układ sterowania (33). Układ ten służy do sterowania do kontroli temperatury w stanowisku, posiada mikroprocesorowy układ, przetwarzający pomiar temperatury na sygnały wydawane poprzez przekaźniki elektromagnetyczne do układów Peltiera lub grzałki elektrycznej w zależności od wybranego trybu: grzania lub chłodzenia. Układ elektroniczny zawiera także wyświetlacz i przyciski sterujące służące do wyboru trybu działania: grzanie/chłodzenie i ustawienia żądanej początkowej temperatury badanej próbki (7) z zadaną histerezą.
Poniżej wskazano kolejne czynności realizowane podczas eksploatacji stanowiska badawczego:
• założenie odpowiedniej membrany dyszowej (zatyczka dyszowa) oraz membrany bezpieczeństwa;
• montaż dyszy wylotowej (wkładka dyszowa + docisk) o odpowiedniej średnicy przekroju krytycznego;
• uruchomienie elektronicznych układów pomiarowych (karta pomiarowa, układ pomiaru ciśnienia w komorze spalania);
• uruchomienie układu kondycjonowania temperatury;
• wybór trybu pracy w układzie kondycjonowania temperatury (grzanie lub chłodzenie) oraz ustawienie żądanej wartości temperatury początkowej, w której ma się znajdować ziarno materiału pędnego podczas uruchomienia eksperymentu;
• montaż rusztu w komorze spalania;
• umieszczenie komory spalania wraz z badaną próbką materiału pędnego w korpusie (próbka unieruchomiona w komorze przez docisk bocznych wkrętów gwintowanych);
• umieszczenie inicjatora zapłonu w odpowiednim gnieździe korpusu mikrosilnika rakietowego;
• po upływie czasu potrzebnego na osiągnięcie pożądanej temperatury początkowej próbki materiału pędnego następuje uruchomienie układu pomiarowego i programu akwizycji danych (wciśnięcie przycisku READY w programie akwizycji danych - przejście w stan gotowości), aktywacja układu zapłonowego (odblokowanie przycisku bezpieczeństwa);
• przeprowadzenie eksperymentu (wykorzystanie karty pomiarowej do automatycznego uruchomienie układu inicjacji zapłonu, a po upłynięciu wcześniej zaprogramowanego czasu, automatyczny zapis danych pomiarowych w komputerze - ciśnieniem w komorze spalania);
• dezaktywacja układu inicjacji zapłonu (wciśnięcie przycisku bezpieczeństwa oraz przycisku STOP w programie akwizycji danych);
• przeprowadzenie czynności eksploatacyjnych (demontaż inicjatora zapłonu, czyszczenie komory spalania, czyszczenie dyszy wylotowej, wymiana membrany dyszowej).
PL 244853 Β1
Lista oznaczeń
| 1 | Podstawa stanowiska | 36b | Drugi zasilacz prądu stałego |
| 2 | Podstawa obudowy korpusu | 37 | Zbiornik na czynnik chłodniczy |
| 3 | Płytka górna | 38 | Grzałka |
| 4 | Obudowa korpusu mikrosilnika rakietowego | 39 | Sprężarkowy układ chłodzenia |
| 5 | Korpus mikrosilnika rakietowego | 40 | Wymiennik ciepła |
| 6 | Komora - koszyk (komora spalania) | 41a | Pierwszy miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny |
| 7 | Ziarno - materiał pędny | 41b | Drugi miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny |
| 8 | Ruszt | 41c | Trzeci miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny |
| 9 | Wewnętrzny pierścień osadczy | 42 | Króciec termopary |
| 10 | Króciec pomiaru ciśnienia | A | Mikrosilnik rakietowy |
| 11 | Filtr (tłumik) | B | Układ kondycjonowania temperatury ziarna materiału pędnego |
| 12 | Membrana dyszowa | ||
| 13 | Wkładka dyszowa | ||
| 14 | Docisk dyszy wylotowej | ||
| 15 | Króciec zaworu bezpieczeństwa | ||
| 16 | Płytka ciśnieniowa (membrana bezpieczeństwa) | ||
| 17 | Zawór bezpieczeństwa | ||
| 18 | Wkręt gwintowany M3 | ||
| 19 | Nakrętka domykająca | ||
| 20 | Baza zapalnika | ||
| 21 | Membrana zapalnika | ||
| 22 | Tuleja na proch | ||
| 23 | Uszczelka zapalnika | ||
| 24 | Łuska na spłonkę | ||
| 25 | Spłonka elektryczna | ||
| 26 | Podkładka pod łuskę | ||
| 27 | Gniazdo spłonki | ||
| 28 | Tuleja dystansowa | ||
| 29 30 | Izolacja Płytka dociskowa | ||
| 3 la | Pierwsza chłodnica do ogniwa Peltiera | ||
| 31b | Druga chłodnica do ogniwa Peltiera | ||
| 32a | Pierwsze ogniwo Peltiera | ||
| 32b | Drugie ogniwo Peltiera | ||
| 33 | Układ regulacji temperatury | ||
| 34 | Termopara | ||
| 35 | Pompa membranowa | ||
| 36a | Pierwszy zasilacz prądu stałego |
Claims (3)
1. Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego (7) na liniową prędkość spalania zawiera mikrosilnik rakietowy (A) oraz układ kondycjonowania temperatury materiału pędnego (B), znamienne tym, że mikrosilnik rakietowy (A) z jednej strony obudowy (4) posiada pierwszą chłodnica (31a) i pierwsze ogniwo Peltiera (32a), które to pierwsze ogniwo Peltiera (32a) połączone jest z pierwszym zasilaczem prądu stałego (36a) poprzez pierwszy miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny (41a), przy czym z drugiej strony obudowy (4) znajduje się druga chłodnica (31b) i drugie ogniwo Peltiera (32b), które to drugie ogniwo Peltiera (32b) połączone jest z drugim zasilaczem prądu stałego (36b), a do pierwszego miniaturowego przekaźnika (41a) oraz drugiego miniaturowego przekaźnika (41b ) dołączony jest elektroniczny układ sterowania (33), przy czym zarówno do pierwszej chłodnicy (31a) pierwszych ogniw Peltiera (32a) oraz drugiej chłodnicy (31b) drugich ogniw Peltiera (32b) po obu stronach mikrosilnika rakietowego (A) dołączony jest sprężarkowy układ chłodzenia (39) poprzez wymiennik ciepła (40) i zbiornik (37) z czynnikiem chłodzącym, posiadającym grzałkę (38) oraz pompę membranową (35), przy czym układ sterowania (33) połączony jest z grzałką (38) zbiornika (37) z czynnikiem chłodzącym poprzez trzeci miniaturowy przekaźnik elektromagnetyczny (41c), przy czym do układ sterowania dołączona jest termopara (34).
2. Laboratoryjne stanowisko według zastrz. 1, znamienne tym, że w obudowie (4) mikrosilnika rakietowego (A) znajduje się króciec (42) termopary (34).
3. Laboratoryjne stanowisko według zastrz. 1, znamienne tym, że grzałka (38) dołączona jest do zasilania zmiennego 230 V
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL441047A PL244853B1 (pl) | 2022-04-28 | 2022-04-28 | Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PL441047A PL244853B1 (pl) | 2022-04-28 | 2022-04-28 | Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| PL441047A1 PL441047A1 (pl) | 2023-10-30 |
| PL244853B1 true PL244853B1 (pl) | 2024-03-11 |
Family
ID=88558778
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PL441047A PL244853B1 (pl) | 2022-04-28 | 2022-04-28 | Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| PL (1) | PL244853B1 (pl) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2360830A (en) * | 1999-11-18 | 2001-10-03 | Instrumentation Scient De Labo | A cooling device for the refrigeration of cells containing liquid samples |
| KR101715513B1 (ko) * | 2015-10-06 | 2017-03-13 | 충북대학교 산학협력단 | 열매유를 이용한 케로신의 열전달, 열분해 실험장치 |
| CN111271195A (zh) * | 2020-01-17 | 2020-06-12 | 西北工业大学 | 高精度固体推进剂燃气生成量测试装置及方法 |
| PL434707A1 (pl) * | 2020-07-17 | 2022-01-24 | Politechnika Warszawska | Laboratoryjne stanowisko do badań właściwości stałych rakietowych materiałów pędnych |
-
2022
- 2022-04-28 PL PL441047A patent/PL244853B1/pl unknown
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2360830A (en) * | 1999-11-18 | 2001-10-03 | Instrumentation Scient De Labo | A cooling device for the refrigeration of cells containing liquid samples |
| KR101715513B1 (ko) * | 2015-10-06 | 2017-03-13 | 충북대학교 산학협력단 | 열매유를 이용한 케로신의 열전달, 열분해 실험장치 |
| CN111271195A (zh) * | 2020-01-17 | 2020-06-12 | 西北工业大学 | 高精度固体推进剂燃气生成量测试装置及方法 |
| PL434707A1 (pl) * | 2020-07-17 | 2022-01-24 | Politechnika Warszawska | Laboratoryjne stanowisko do badań właściwości stałych rakietowych materiałów pędnych |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| PL441047A1 (pl) | 2023-10-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0392744A (ja) | エンジンシリンダヘッド用の機械的疲労限界試験台 | |
| PL244853B1 (pl) | Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu temperatury początkowej stałego rakietowego materiału pędnego na liniową prędkość spalania | |
| CN103670656B (zh) | 一种节温器 | |
| CA2843285C (en) | Liquid cooling system with thermal valve defector | |
| US20160341428A1 (en) | Valve with integrated actuating device, notably for a combustion system | |
| SE447153B (sv) | Anordning for drift av en forbrenningsmotor med kondenserad gas | |
| JPS59173653A (ja) | 温風ヒ−タ− | |
| RU2464430C2 (ru) | Взрывобезопасная силовая установка | |
| CN112881229B (zh) | 一种固体推进剂高压熄火燃面获取装置及获取方法 | |
| US4512322A (en) | Engine preheaters | |
| EP3092327B1 (en) | Methods and apparatus for controlling oxyhydrogen generation | |
| KR20110023408A (ko) | 온도소자를 가진 압력센서 및 그 설치구조 | |
| US4658588A (en) | High pressure power source for a missile and the like | |
| PL242321B1 (pl) | Laboratoryjne stanowisko do badań właściwości stałych rakietowych materiałów pędnych | |
| US7699003B2 (en) | Safety and arming unit for the fuze of a projectile | |
| RU2533637C2 (ru) | Охлаждающее устройство для охлаждения газообразных продуктов сгорания из безоткатного противотанкового оружия | |
| RU96635U1 (ru) | Генератор импульсов давления в акустических полостях камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей | |
| US4676454A (en) | Backup pump for aircraft instrument system including heater | |
| US3375656A (en) | Gas generator cartridge | |
| US3027117A (en) | Missile gaseous bearing system | |
| PL245792B1 (pl) | Laboratoryjne stanowisko do badania wpływu przyspieszeń na liniową szybkość spalania stałych rakietowych materiałów pędnych | |
| RU2602945C2 (ru) | Автономный газоструйный насос | |
| US20240255453A1 (en) | Autoignition systems to measure autignition temperatures and related methods | |
| US4730486A (en) | Pressure relief valve exhaust gas heating means for aircraft backup pump | |
| US5070689A (en) | Power unit with stored energy |